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<title>aero — AFSIM 2.9.0 Documentation</title>
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<section id="aero">
<h1>Aero<a class="headerlink" href="#aero" title="Permalink to this headline">¶</a></h1>
<dl class="command">
<dt id="aero">Aero<em>&lt;新型名称&gt;</em><em>&lt;基本型名称&gt;</em>…end_aero<a class="headerlink" href="#aero" title="Permalink to this definition">¶</a></dt>
<dd></dd></dl>
<dl class="simple">
<dt><em>&lt;新型名称&gt;</em></dt><dd><p>要创建的新航空类型的名称。  在所有航空类型中，这都必须是唯一的。</p>
</dd>
<dt><em>&lt;基本型名称&gt;</em></dt><dd><p>现有Aero类型的名称WSF_AERO，其定义将用作新类型的初始定义。</p>
</dd>
</dl>
<pre class="literal-block">Aero<em>&lt;新型名称&gt;</em> <em>&lt;基本型名称&gt;</em>
   <a class="reference internal" href="#debug">调试</a>
   <a class="reference internal" href="#reference_area">参考_area</a>&lt;区域值&gt;<a class="reference internal" href="#aspect_ratio">extack_ratio</a>&lt;float-value&gt;<a class="reference internal" href="#oswalds_factor">OSWALDS_FACTOR</a>&lt;float-value&gt;<a class="reference internal" href="#cl_max">cl_max</a>&lt;float-value&gt;<a class="reference internal" href="#mach_and_cd">mach_and_cd</a>&lt;float-value&gt; &lt;float-value&gt;<a class="reference internal" href="#cd_zero_subsonic">cd_zero_subsonic</a>&lt;float-value&gt;<a class="reference internal" href="#mach_begin_cd_rise">mach_begin_cd_rise</a>&lt;float-value&gt;<a class="reference internal" href="#cd_zero_supersonic">cd_zero_superson</a>&lt;float-value&gt;<a class="reference internal" href="#mach_end_cd_rise">mach_end_cd_rise</a>&lt;float-value&gt;<a class="reference internal" href="#subsonic_cd_slope">subsonic_cd_slope</a>&lt;float-value&gt;<a class="reference internal" href="#supersonic_cd_slope">superson_cd_slope</a>&lt;float-value&gt;<a class="reference internal" href="#mach_max_supersonic">mach_max_superson</a>&lt;float-value&gt;
end_aero</pre>
<section id="overview">
<h2>概述<a class="headerlink" href="#overview" title="Permalink to this headline">¶</a></h2>
<p>空气块允许用户指定简单的空气动力阻力和提升特性到近似力
在空气中移动的身体上行动。搬家使用它来确定
侧面力和向下力施加到车辆上，将提供必要数量的侧向加速度
拦截目标轨道的指南。  但是，在低动态压力下，所需的力量可能在物理上
超过空气动力体的能力。  该类将将所需力限制为指定的clmax
能够产生，降低侧力和垂直力。  将产生的力量
可用于总和应用力，计算加速度并集成这些加速度的动力引擎
确定车辆的运动状态。</p>
<p>空气动力学阻力和提升力大致遵循关系F = Q S C，或力（F）等于动态压力（Q）
时间参考区域乘以系数（c），动态压力等于一半的空气密度倍
空速平方。  升力系数（CL）值倾向于随着攻击角度的线性变化，最大值。  拖
系数（CD）值遵循抛物线趋势，从零提升处的最小值，随着升力的平方而增加
系数。  流线型身体的零移动阻力系数通常不会显着变化，直到速度
超出阻力发散的马赫数的增加，其中阻力系数随着马赫数的增加而增加
通过一个。  （要更好地处理这些概念，请咨询基本的空气动力学文本。）</p>
<p>用户的第一个空气动力学考虑是估计身体下的零升力阻力系数（CDO）
考虑。  零移动阻力系数反映了寄生阻力，这使其与
气体的“干净”或简化了。  SOPWITH骆驼双翼飞机的零升级系数为0.0378，而
p51野马的系数较小为0.0161。  有三种指定此CDO值的方法。</p>
<img alt="../_images/drag_coefficients.png" class="align-right" src="../_images/drag_coefficients.png"/>
<ul class="simple">
<li><p>对于低速使用，远低于空气可压缩性的速度
流程变得有问题，单个常数值是可以接受的。  咨询实验阻力估计资源
（例如Hoerner的书“流体动态阻力”）以估算CDO值并使用该类实例提供<a class="reference internal" href="#zero_lift_cd">ZERO_LIFT_CD</a>关键词。请参阅右侧的“测量阻力系数”图
系数。 CDO的其他简单近似值：半球外壳（如降落伞形状）将有一个
典型的CDO值在1.1至1.4之间；平板的CDO为1.28；棱镜的平坦底部（锥体
反转）CDO为1.14。  请记住，这些CDO值是总近似值。</p></li>
<li><p>如果零升级阻力系数表（与马赫数相对于马赫数）已经知道空气动力学的身体，则将其提供给
使用Mach数量顺序的班级，使用<a class="reference internal" href="#mach_and_cd">mach_and_cd</a>重复的关键字。  阻力系数
在运行时间期间，将对MACH数进行插值。</p></li>
<li><p>如果用户可以提供两个关键的阻力系数值，则类将尝试填写其余的。  但是，关键
所需的值是跨音速阻力上升开始的亚音音马赫数，以及超音速马赫数
阻力上升水平下降，然后开始略微降低。  （阻力系数往往会从0.82上升到
1.15左右。）实现这一目标的用户提供的关键字是：<a class="reference internal" href="#mach_begin_cd_rise">mach_begin_cd_rise</a>与<a class="reference internal" href="#cd_zero_subsonic">cd_zero_subsonic</a>， 和<a class="reference internal" href="#mach_end_cd_rise">mach_end_cd_rise</a>与<a class="reference internal" href="#cd_zero_supersonic">cd_zero_superson</a>。  班级将推断
在跨音速（Mach = 1.0）区域的这两个点之间的典型阻力上升形状。  如果需要，
（在较低的马赫数）和之后（在更大的马赫数下），用户可以使用<a class="reference internal" href="#subsonic_cd_slope">subsonic_cd_slope</a>和<a class="reference internal" href="#supersonic_cd_slope">superson_cd_slope</a>。  这<a class="reference internal" href="#supersonic_cd_slope">superson_cd_slope</a>可以终止（导致
恒定的CD0值超出）使用<a class="reference internal" href="#mach_max_supersonic">mach_max_superson</a>.</p></li>
</ul>
<p>指定CDO的三种不同方法是相互排斥的，不能混合。</p>
<p>用户的下一个空气动力学考虑是指定由于升力而引起的阻力（诱导）阻力的计算方式。  这
是<a class="reference internal" href="#aspect_ratio">extack_ratio</a>,<a class="reference internal" href="#oswalds_factor">OSWALDS_FACTOR</a>和提升系数（受到限制<a class="reference internal" href="#cl_max">cl_max</a>）。  看
下面的“关系”图形以获取详细信息。</p>
<p>这种简单的航空实现并不考虑生成特定升力系数所需的攻击角。
平台方向直接沿速度向量放置。</p>
<p>详细的过程描述：Update（）方法确定平台应用的空气动力与相对应的空气动力
当前的飞行条件。  大气密度和声速从当前高度获得，动态
压力与空气密度成正比和电流速度的平方。  计算马赫数，作为阻力值
可以指定为MACH的函数。  最大横向力（所需的音高和偏航成分的矢量总和
力）仅限于当前的空气动力学极限； fmax = dynamiCpressure * referencearea * cl_max。  所需的音高和
如果其矢量总和超过fmax，则偏航力分别降低
直到等于fmax。  然后，考虑到当前的升力系数，将阻力值计算为因值
由施加的横向力产生。  由此产生的空气动力力是矢量总和（Dragforce，Yawforce，
PITCHFORCE）。</p>
<p><strong>指定车辆CDO的三个选项</strong></p>
<img alt="../_images/500px-cdographic.jpg" src="../_images/500px-cdographic.jpg"/>
<p><strong>升力和阻力系数之间的典型关系</strong></p>
<img alt="../_images/500px-cdtotalgraphic2.jpg" src="../_images/500px-cdtotalgraphic2.jpg"/>
</section>
<section id="commands">
<h2>命令<a class="headerlink" href="#commands" title="Permalink to this headline">¶</a></h2>
<dl class="command">
<dt id="aero.debug">
<span id="debug"></span>调试<a class="headerlink" href="#aero.debug" title="Permalink to this definition">¶</a></dt>
<dd><p>在运行时间内启用调试打印输出。</p>
</dd></dl>
<dl class="command">
<dt id="aero.reference_area">
<span id="reference_area"></span>参考_area<a class="reference internal" href="argumenttypes.html#area-value" title="area-value"><em>&lt;区域值&gt;</em></a><a class="headerlink" href="#aero.reference_area" title="Permalink to this definition">¶</a></dt>
<dd><p>空气动力学参考区域。这通常是飞机的平台（顶视图）机翼区域。  参考区域
是将非二维力系数转换为实际力的一种手段（力等于系数时间
动态压力时间参考区域）。</p>
</dd></dl>
<dl class="command">
<dt id="aero.aspect_ratio">
<span id="aspect_ratio"></span>extack_ratio<em>&lt;float-value&gt;</em><a class="headerlink" href="#aero.aspect_ratio" title="Permalink to this definition">¶</a></dt>
<dd><p>机翼的纵横比（AR）是翼型平方除以其面积，一个非二维数量。  更高的价值
倾向于更有效地产生升力，而诱发阻力量较小（由于升力而导致阻力）。  滑板
（滑翔机）设计的细长翅膀很长，可以最大程度地减少诱导的阻力。  对于亚音速飞机，通常是
可以使用理想的抛物线阻力极性近似现实可接受：cd = cdo + k * cl^2，其中k = 1.0 /（pi *
是）</p>
</dd></dl>
<dl class="command">
<dt id="aero.oswalds_factor">
<span id="oswalds_factor"></span>OSWALDS_FACTOR<em>&lt;float-value&gt;</em><a class="headerlink" href="#aero.oswalds_factor" title="Permalink to this definition">¶</a></dt>
<dd><p>奥斯瓦尔德的效率因子（通常指定为e）是一个经验确定的值，用于计算诱导量的数量
拖动与产生的产生不可避免地相关，按以下等式近似：cd = cdo + k * cl^2，
其中k = 1.0 /（pi * ar * e），cdo是零升力阻力系数，AR为纵横比，E是Oswald的因素，Cl是LIFT
系数和CD是总阻力系数。  （对于奥斯瓦尔德的因素，除了经验丰富的因素
空气动力学工程师将了解给定车辆的价值是什么，因此建议接受默认值。）</p>
<p><strong>默认</strong>0.95</p>
</dd></dl>
<dl class="command">
<dt id="aero.cl_max">
<span id="cl_max"></span>cl_max<em>&lt;float-value&gt;</em><a class="headerlink" href="#aero.cl_max" title="Permalink to this definition">¶</a></dt>
<dd><p>提升系数最大值。  该值指定车辆可获得的最大升力空气动力学。  满的
飞机Clmax往往为1.4左右。</p>
</dd></dl>
<dl class="command">
<dt id="aero.zero_lift_cd">
<span id="zero_lift_cd"></span>ZERO_LIFT_CD<em>&lt;float-value&gt;</em><a class="headerlink" href="#aero.zero_lift_cd" title="Permalink to this definition">¶</a></dt>
<dd><p>零移动阻力系数。  仅当流动不可压缩时，仅对低速空气动力学给予单个值。</p>
</dd></dl>
<dl class="command">
<dt id="aero.mach_and_cd">
<span id="mach_and_cd"></span>mach_and_cd<em>&lt;float-value&gt;</em><em>&lt;float-value&gt;</em><a class="headerlink" href="#aero.mach_and_cd" title="Permalink to this definition">¶</a></dt>
<dd><p>马赫数和对应的CDO在该马赫数处。  通过多次提供此关键字来指定拖放表
马赫数增加。</p>
</dd></dl>
<dl class="command">
<dt id="aero.cd_zero_subsonic">
<span id="cd_zero_subsonic"></span>cd_zero_subsonic<em>&lt;float-value&gt;</em><a class="headerlink" href="#aero.cd_zero_subsonic" title="Permalink to this definition">¶</a></dt>
<dd><p>在跨性别者阻力上升区域之前，零移动阻力系数。  此阻力的相应马赫数
使用崛起开始使用<a class="reference internal" href="#mach_begin_cd_rise">mach_begin_cd_rise</a>.</p>
</dd></dl>
<dl class="command">
<dt id="aero.mach_begin_cd_rise">
<span id="mach_begin_cd_rise"></span>mach_begin_cd_rise<em>&lt;float-value&gt;</em><a class="headerlink" href="#aero.mach_begin_cd_rise" title="Permalink to this definition">¶</a></dt>
<dd><p>跨性别拖动开始的马赫数。  该值必须小于1.0，通常约为0.78
0.86。  使用该阻力升高开始的相应阻力系数使用<a class="reference internal" href="#cd_zero_subsonic">cd_zero_subsonic</a>.</p>
</dd></dl>
<dl class="command">
<dt id="aero.cd_zero_supersonic">
<span id="cd_zero_supersonic"></span>cd_zero_superson<em>&lt;float-value&gt;</em><a class="headerlink" href="#aero.cd_zero_supersonic" title="Permalink to this definition">¶</a></dt>
<dd><p>透射阻力上升结束时的零升级阻力系数。  此阻力的相应马赫数
使用的崛起末端是使用<a class="reference internal" href="#mach_end_cd_rise">mach_end_cd_rise</a>.</p>
</dd></dl>
<dl class="command">
<dt id="aero.mach_end_cd_rise">
<span id="mach_end_cd_rise"></span>mach_end_cd_rise<em>&lt;float-value&gt;</em><a class="headerlink" href="#aero.mach_end_cd_rise" title="Permalink to this definition">¶</a></dt>
<dd><p>跨音速阻力上升结束的马赫数。  该值必须大于1.0，通常在1.05中
1.2区域。  在大于此值的马赫数时，CDO值通常开始减少，但总阻力仍在增加
由于速度二次关系。  该阻力上升末端的相应阻力系数
指定使用<a class="reference internal" href="#cd_zero_supersonic">cd_zero_superson</a>.</p>
</dd></dl>
<dl class="command">
<dt id="aero.subsonic_cd_slope">
<span id="subsonic_cd_slope"></span>subsonic_cd_slope<em>&lt;float-value&gt;</em><a class="headerlink" href="#aero.subsonic_cd_slope" title="Permalink to this definition">¶</a></dt>
<dd><p>随着MACH数量的增加，零升级阻力系数的变化，在跨性别者阻力上升的区域中。</p>
<p><strong>默认</strong>1.0</p>
</dd></dl>
<dl class="command">
<dt id="aero.supersonic_cd_slope">
<span id="supersonic_cd_slope"></span>superson_cd_slope<em>&lt;float-value&gt;</em><a class="headerlink" href="#aero.supersonic_cd_slope" title="Permalink to this definition">¶</a></dt>
<dd><p>在跨多数阻力上升的区域中，随着马赫数的增加而变化随着马赫数的增加而变化。  这
价值可能是正面的或负的。</p>
<p><strong>默认</strong>1.0</p>
</dd></dl>
<dl class="command">
<dt id="aero.mach_max_supersonic">
<span id="mach_max_supersonic"></span>mach_max_superson<em>&lt;float-value&gt;</em><a class="headerlink" href="#aero.mach_max_supersonic" title="Permalink to this definition">¶</a></dt>
<dd><p>指定此值以阻止阻力系数的连续上升或下降随着马赫数的增加，在
高于跨音量阻力上升的区域。  如果马赫数高于此指定值，则零升级阻力
系数将保持恒定。</p>
</dd></dl>
</section>
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      最后一次更新于2022年2月25日。
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